一種用于飛機翼身對合開口二層的保形結構的制作方法

本申請涉及飛機裝配制造技術領域，特別是一種用于飛機翼身對合的保形結構。

背景技術：

在飛機的生產制造中，中央翼與中機身的對合裝配是十分重要的一個環節，保證該裝配過程的準確、穩定是至關重要的工作。因為翼身對合之前，機身與中央翼對合位置處未形成閉環結構，而中央翼質量較大，且在對合吊運下落至理論位置時，會有一定的沖擊載荷，會使機身產生局部應力變形，對合裝配結束后的應力釋放無法預測和控制，所以對合后的產品質量與理論狀態偏差會較大。因此，對機身結構二層開口處的保形是非常必要的，以便對可能出現的不良后果進行事前控制。

而二層保形工裝除存在空間上的問題(含操作空間、下架空間)、和重量問題外，更主要的是產品理論保形基準孔位置確定以后，需通過鉆模以中機身裝配完成后的產品狀態為基準去鉆制保形工裝用基準連接孔，而這些基準連接孔的實際狀態存以下誤差積累：

積累后誤差＝基準產品制造誤差+產品裝配誤差+鉆模制造誤差；

即保形工裝用基準連接孔的實際狀態較理論狀態在X、Y、Z向均存在位置偏離，這就需要保形工裝在X、Y、Z向均能調節。

以前也有類似作用的保形工裝，但結構繁冗，對空間要求較高，更主要的是對實際狀態基于理論位置在X、Y、Z向的偏差調節過于復雜(3個方向單獨設置調節機構)，導致保形工裝自重增大，具有保形作用的同時，也加大了機身的負擔，因此急需研制一種新型結構以解決上述難題。

技術實現要素：

為了解決上述問題，本申請提供了一種用于飛機翼身對合開口二層的保形結構，該保形結構是由數組單體結構組合而成的剛性整體，保形效果好，拆卸方便(僅需一人即可完成安裝、拆卸，無需吊運設備)，特別適用于空間較小的機型。

一種用于飛機翼身對合開口二層的保形結構，包括T型接頭和與之相連的觸點分解器、十組球形軸承調節機構、五組可調撐桿組件；觸點分解器為L形結構，一面與T型接頭的豎直部分固定連接，另一面上設有觸點分解孔，其中兩個觸點分解器上各設有兩個觸點分解孔，另外兩個觸點分解器各設有三個觸點分解孔，每個T型接頭上表面分別與飛機前后框組件接觸面固定連接；飛機前框組件左側設置一個帶兩個觸點分解孔的觸點分解器，右側設置一個帶三個觸點分解孔的觸點分解器，后框組件左側設置一個帶三各觸點分解孔的觸點分解器，右側設置一個帶兩個觸點分解孔的觸點分解器，同一框上兩組觸點分解器相應位置觸點分解孔連線與框平面平行，前后框上同一側兩組觸點分解器相應位置觸點分解孔連線與航向平行；每個觸點孔連接一組球形軸承調節機構，相對應的每兩組球形軸承調節機構與可調撐桿組件連接，使保型結構整體形成矩形閉環結構，前框組件右側的帶三個觸點分解孔的觸點分解器與后框組件左側的帶三個觸點分解孔的觸點分解器對角方向相應觸點分解孔與可調撐桿組件連接，將矩形閉環結構分解為兩個三角形結構。

球形軸承調節機構包括球形軸承組件和左旋(右旋)螺紋套筒，球形軸承組件一端與觸點分解器所分解觸點用滾花螺母連接，另一端與左旋(右旋)螺紋套筒連接，螺紋套筒上設置限位卡槽，防止左旋(右旋)螺紋套筒繞球形軸承組件的桿旋轉，相鄰兩觸點分解孔的左旋(右旋)螺紋套筒配對使用。

可調撐桿結構包括鋼管、左(右)旋螺紋接頭、手柄組件、鎖緊螺母，鋼管起主要支撐作用，鋼管兩頭分別與一個左旋螺紋接頭和一個右旋螺紋接頭固定連接，左旋(右旋)螺紋接頭與對應的球形軸承調節接頭中對應的右旋(左旋)螺紋套筒連接，從而形成剛性整體。

該結構采用的T型接頭和觸點分解器，除具有與前后框連接定位的作用，還具有將該接觸點分解成2個或3個觸點的作用，4組連接接頭組合使用后形成5對點-點的線形關系，為剛性整體結構的實現打下基礎。

球形軸承調節機構，以球心為中心點實現了30°角范圍內的空間方向調整。一種可調撐桿通過左右旋螺紋接頭與球形軸承調節機構中的左右旋螺紋套筒配套連接，旋動手柄可與套筒作用配合鎖緊螺母起到支撐鎖緊作用，反之，擰開鎖緊螺母，反方向旋動手柄后，即實現拆卸，空間很小的情況下亦可使用。

附圖說明

圖1是飛機翼身對合開口二層保形結構示意圖。

圖2是觸點分解器結構示意圖。

圖3是球形軸承調節機構示意圖。

圖4是可調撐桿組件示意圖。

圖中編號說明：1、T型接頭；2、觸點分解器；3、球形軸承調節機構；4、左旋(右旋)螺紋套筒；5、鎖緊螺母；6、右旋(左旋)螺紋接頭；7、可調撐桿組件；8、手柄組件；9、滾花螺母；10、觸點分解孔；11、球形軸承組件

具體實施方式

以下結合附圖對本實用新型作進一步的詳細描述。

如圖1-圖4所示，一種用于飛機翼身對合開口二層的保形結構，包括T型接頭1和與之相連的觸點分解器2、十組球形軸承調節機構3、五組可調撐桿組件7；觸點分解器2為L形結構，一面與T型接頭1的豎直部分固定連接，另一面上設有觸點分解孔10，其中兩個觸點分解器2上各設有兩個觸點分解孔10，另外兩個觸點分解器2各設有三個觸點分解孔10，每個T型接頭1上表面分別與飛機前后框組件接觸面固定連接；飛機前框組件左側設置一個帶兩個觸點分解孔10的觸點分解器2，右側設置一個帶三個觸點分解孔10的觸點分解器2，后框組件左側設置一個帶三個觸點分解孔10的觸點分解器2，右側設置一個帶兩個觸點分解孔10的觸點分解器2，同一框上兩組觸點分解器2相應位置觸點分解孔10連線與框平面平行，前后框上同一側兩組觸點分解器2相應位置觸點分解孔10連線與航向平行；每個觸點分解孔10連接一組球形軸承調節機構3，相對應的每兩組球形軸承調節機構10與可調撐桿組件7連接，使保形結構整體形成矩形閉環結構，前框組件右側的帶三個觸點分解孔10的觸點分解器2與后框組件左側的帶三個觸點分解孔10的觸點分解器2對角方向相應觸點分解孔10與可調撐桿組件7連接，將矩形閉環結構分解為兩個三角形結構。

球形軸承調節機構3包括球形軸承組件11和左旋(右旋)螺紋套筒4，球形軸承組件11一端與觸點分解器2所分解觸點用滾花螺母9連接，另一端與左旋(右旋)螺紋套筒連接4，左旋(右旋)螺紋螺紋套筒4上設置限位卡槽，防止套筒繞球形軸承桿旋轉，相鄰兩觸點分解孔的左右旋套筒配對使用。

可調撐桿結構7包括鋼管、左(右)旋螺紋接頭6、手柄組件8、鎖緊螺母5，鋼管起主要支撐作用，鋼管兩頭分別與一個左旋螺紋接頭和一個右旋螺紋接頭固定連接，左旋(右旋)螺紋接頭6與對應的球形軸承調節接頭中對應的右旋(左旋)螺紋套筒4連接，從而形成剛性整體。

在使用過程中，首先依據標記信息，依次將四組T型接頭1和觸點分解器2與對應的飛機前后框連接，在理論狀態中四組觸點分解器2的下平面共面，而實際狀態是由于誤差的積累，它們并沒在一個平面內，因此該觸點分解器的作用除具有與中機身產品連接的作用外，還具有將四組觸點分解孔10的空間關系分解為A-B、A-D、B-C、B-D、C-D的點與點之間的線性關系(見圖1).

上述將空間位置關系轉化為點與點的線性關系后，就需要有機構去適應這種轉化關系所產生的角度變化，而球形軸承調節機構(3圖3)剛好能適應這種變化，其可適應以其球心為中心點，以開口中心為中心線的15°角范圍內的角度變化，從而使這種轉換關系不產生扭矩。將球形軸承調節機構3中的左旋(右旋)螺紋套筒4分別與可調撐桿組件7兩頭的右旋(左旋)螺紋接頭6配套連接并調節至參考長度，然后整體通過球形軸承11基體螺桿與觸點分解器2分解出的對應觸點經過適當調整后連接，并用滾花螺母9鎖緊，旋動手柄至無法旋動即止，然后用鎖緊螺母5鎖死，依次理論基礎和步驟完成其他四組可調撐桿組件7的連接，從而形成一個有機的整體，達到保形效果。

至于拆卸，逆著上述步驟，首先擰開各個部位的鎖死螺母，調節放松可調撐桿組件7，一一完成拆卸。